脉管制冷机液氦温区高频特性

从主动制冷的角度,探索冷端无运动部件的低温制冷机-脉管制冷机高频下达到液氯温区的条件,在前期理论设计的基础上,研制了一台预冷型的单级高频脉管制冷机,采用低温惯性管和低温气库为调相方式,开展了频率、平均充气压力、预冷温度以及输入功率等对制冷机性能影响的实验研究.实验结果表明:当采用氦-4为工质,预冷温度为4.54 K,工作压力为0.775 MPa,工作频率为40 Hz时,该制冷机最低无负荷制冷温度达4.23 K.     

直角切削6061-T6铝合金剪切区力学行为及微观结构演化预测

力学行为是塑性变形微观过程的宏观表现,早期的金属切削理论模型没有考虑微观结构对切削力的影响。在考虑热力耦合效应的基础上建立了基于位错密度材料模型的6061-T6铝合金直角切削力预测模型,分析了不同切削参数下基于位错运动的塑性变形机制对切削力的影响。结合等分剪切区和非等分剪切区模型,构建了第一变形区多物理场计算方法,提出一种切屑形成过程中由塑性变形引起的微观结构演化解析模型。通过测量切削力和切屑内晶粒尺寸对模型的可行性进行了初步验证。结果表明：剪切区长度变长引起参与位错滑移的材料增多是切削深度增大导致切削力增大的主要原因。增大切削速度导致切削力的降低不是单一变量影响的结果,而是应变降低引起位错增殖数量减少和温度升高引起位错湮灭作用增加的共同作用结果。非等分剪切区模型正确反映了第一变形区温度和应力的分布特征,且与二维有限元模型分布相一致,建立的第一变形区微观结构演化解析模型能够预测切屑内位错密度和晶粒尺寸。     

返回器稀薄区气动特性工程计算方法的应用研究

中国航天返回器再入过程采用非弹道式再入轨道,其高空稀薄区滞留时间显著增长,稀薄效应对再入飞行的影响显著增强,因此快速而准确地预测返回器稀薄区气动特性变得非常重要。文章分析归纳了多种稀薄区气动特性工程计算方法即桥函数方法的发展和应用,并以 Stardust 返回舱为对象,对比分析了三种不同桥函数的预测精度,给出了在航天返回器气动预测中更为合适的工程方法。结果显示：不同桥函数预测结果差别很大;在不同攻角下,与数值模拟的对比分析表明,局部桥函数方法气动特性预测结果基本优于其它桥函数,尤其是在力矩系数预测上。因此稀薄区气动特性的预测采用局部桥函数较为合适。     

预处理特征型边界条件及其回流处理技术

通过特征型预处理Euler方程推导出预处理特征型的边界条件处理方法,并发展了预处理的回流处理技术,增强计算的鲁棒性和精度。通过特征型预处理Euler方程的特征关系得到边界条件处理方法;在亚声速速入口和出口边界,根据其特征方程确定回流边界处理方法。通过数值模拟发现:带回流的特征型边界处理方法比Turkel方法收敛快1.5倍以上,而计算精度与SIMPLE方法相当;在出口带有回流的计算中,其压力误差比Fluent降低68.3%。由此可知带有同流处理的特征型边界处理方法具有较高的鲁棒性和精度,在实际的工程计算中有一定的应用价值。     

众眼看宇宙

猎户座大星云内部 猎户座大星云也叫M42或NGC 1976,1656年由荷兰天文学家惠更斯发现。它的大小约为40光年,和我们的太阳处于同一条银河系螺旋臂上,它是一个位于猎户座的弥漫星云,距地球1344±20光年。是最接近我们的一个恒星形成区。M42的亮度相当高,在全天仅次于船底座星云,在没有光污染的地区用肉眼就可观察。猎户座大星云是一个非常年轻的天体,     

回流型脉冲爆震燃烧室工作特性分析

为了获得回流型脉冲爆震燃烧室在不同工作频率下的工作特性,通过试验和数值相结合的方法对该爆震室工作频率10~30Hz时的出口燃气总压、总温、流量变化规律以及该爆震室的增压能力进行了测试与计算分析。结果表明：出口燃气总压、总温具有极高的峰值和较高的平台区,其工作频率10~30Hz时,压力平台值为0.36~0.91MPa,时均温度为710~1270K。此外,该爆震室排气流量十分集中,以10Hz为例,在一个爆震循环的16%时间内,排出了整个循环60.5%的燃气。为此对出口燃气总压进行质量加权平均,发现该爆震室的增压比随工作频率的增加而降低,在2.05~2.37。     

旋流数对分层旋流流场影响的大涡模拟研究

为了深入理解分层旋流流场特征和燃烧稳定性,采用OpenFOAM对分层旋流燃烧器的冷态和燃烧流场进行了大涡模拟。研究了旋流数对分层旋流流场结构和非稳态特性的影响。采用Q准则显示了流场中的瞬时涡结构;利用功率谱分析了流场中的进动特征。结果表明：在冷态工况下,旋流对回流区的位置和大小影响较小。随着旋流数增大,出口气流受到旋流诱导的离心作用,流动发散,流场扩张角变大,流场下游出现二次回流区。平均流场的三维流线与螺旋涡在空间中均表现成正交关系,表明螺旋涡是由剪切层Kelvin-Helmholtz不稳定性产生。在燃烧工况下,随着旋流数增大,回流区的面积增大,平均温度分布不断沿径向扩张,火焰锋面脉动增强,涡旋发生破碎的位置明显向上游移动。     

大弯角开槽叶栅槽道位置与结构研究

为拓宽大弯角扩压叶栅可用攻角范围,优化叶片吸力面流动分离结构,本文以一大弯角叶栅为研究对象,对叶片采用压力面到吸力面打通的双“C”型槽道结构处理,在保持槽道长度及其他参数不变的条件下,设置85%、80%、75%、70%轴向弦长四个出口位置研究槽道出口位置对叶栅性能的影响。研究发现,特定攻角下,槽道出口位于吸力面角区分离线起始点之后、尾缘分离线之前,对吸力面流动分离的控制效果较佳;在全攻角范围,槽道出口则取在0o攻角对应较佳出口位置为好。为减小槽道内总压损失,本文提出了一种“SC”型槽道改进结构,在80%轴向弦长槽道出口位置处与双“C”型槽道以及原型叶栅进行对比。结果表明,“SC”型槽道结构相比于双“C”型槽道结构,叶栅尾迹损失及槽道内总压损失减少,槽道出口射流速度提高,叶片尾缘处静压升高;相比于原型叶栅则能有效降低其在全攻角范围内的总压损失,基本消除叶片吸力面附面层分离,削弱角区分离,提高叶栅的扩压能力。     

变转速旋翼直升机单发失效低速回避区分析

利用最优控制方法研究变转速旋翼直升机在遭遇单发失效时,旋翼转速对自转着陆低速回避区的影响。首先,以UH-60A直升机为样机,建立三维刚体飞行动力学模型,并分析低速范围内旋翼转速对直升机需用功率的影响。然后,在模型中加入单发失效后自转着陆阶段发动机输出功率以及旋翼转速变化方程,并利用直接多重打靶法将直升机单发失效后的自转着陆过程转换为非线性最优控制问题进行数值求解。最后,基于最小化回避区面积的思想,得到并分析直升机在不同旋翼转速下单发失效后的自转着陆低速回避区,以及回避区高悬停点、拐点和低悬停点对应的最优着陆轨迹和操纵过程。结果表明：随着旋翼转速的降低,直升机单发失效后的低速回避区首先会逐渐缩小,然后迅速增大。最小回避区对应的旋翼转速略高于最小需用功率对应的旋翼转速。适当降低旋翼转速不仅能有效降低直升机的需用功率,还有利于提高直升机单发失效后的自转着陆性能。